机动飞机／发动机设计参数的一体化选择

发展了一种机动飞机／发动机设计参数的一体化选择方法和软件。根据机动飞机的飞行任务要求，确定设计目标和约束，其中包括飞机性能约束和发动机部件设计约束，并以此对飞机的主要设计参数和发动机循环参数进行一体化优选。该软件由飞机几何、飞机质量、飞机气动性能、发动机非安装和安装性能、发动机质量和外廓尺寸、飞机性能、优化等模块组成。此软件已应用于已有机动飞机／发动机的改型方案论证和未来高机动飞机／发动机方案的分析研究，本文给出部分计算实例。使用此软件的经验表明，计算结果合理，计算精度和所需时间适合于飞机／发动机系统方案论证和初步设计。     

艾利逊核心机达到1997年IHPTET目标

艾利逊公司以稳定的创纪录的涡轮进口温度成功地试验了战斗机及攻击机用的核心发动机,从而验证了所用冷却技术的先进性。 根据美国国防部综合高性能发动机技术(IHPTET)计划研制的XTC-16/1B核心发动机,于6月中旬成为首台达到原定1997年才可望实现的性能目标的发动机。 提前3年达到IHPTET第二阶段有关涡轮温度的目标有力地证明了今后的验证机有可能实现IHPTET的最终目标,即到2003年,战斗机发动机的推重比提高100％,耗油率降低38％。这些技术在艾利逊公司为     

机翼的动态分离流动特性

本文对两个机翼等速上仰及下俯的动态分离流动特性在水槽中进行了流态研究。结果表明，动态滞后效应与折算频率关系很大。转轴位置对动态滞后的影响与增加上爷角速度的作用有某种相仿的效应。机翼的初始迎角对动态流动特性有不可忽视的“遗传”效应。     

液体火箭发动机系统静态特性模拟

以往分析液体火箭发动机系统静态特性的程序都是针对特定的发动机系统编写的,这样的模拟程序缺少通用性,一旦发动机方案发生变化,要重新列系统方程与编程序进行模拟.本文采用基于元件模型的结点方法,探讨了在计算机上自动建立液体火箭发动机静态方程,并且进行数值模拟的方法.运用该软件,用户只要输入发动机元件参数和元件之间的连接关系,计算机就可以自动完成系统模拟工作.     

变推力液体火箭发动机工况监测和故障诊断实验研究

本文介绍了一种用于变推力液体火箭发动机地面试车的工况监测和故障诊断微机系统。该系统能现场监测发动机各个工况的静态和动态性能参数,根据监测系统提供的原始数据和曲线,可对变推力液体火箭发动机系统进行故障诊断。文中列出了相应的试验结果和曲线。      

大气温度对燃气涡轮发动机性能的影响及其修正方法

本文通过对燃气涡轮发动机在不同进气温度下的变比热特性计算,分析了按相似理论导出的常规性能换算公式的误差,并提出了较精确而实用的换算方法.本文还就发动机循环参数及工作状态等对换算公式的影响作了初步分析.     

高强韧性低合金冷模具钢的试验研究及应用

本文论述了对高强韧性低合金冷模具钢(简称7NiSi钢)的试验研究及应用的必要性;说明了7NiSi钢的成分特点,并论证了成分设计的合理性;测定了7NiSi钢的物理性能、工艺性能和力学性能,并与CrWMn钢和Or12型钢的相应性能进行了对比;最后对7NiSi钢的高强韧性进行了初步的综合分析,提出了最佳热处理方案。 试验表明,7NiSi钢的特点是:(1)强韧性高,与各种改型基体钢相近;(2)合金元素少(<5％),成材率高,成本低;(3)工艺性能好,锻造抗力小,退火易软化,淬透性较高,淬火变形小,热处理温度区间宽,工艺简便,有利于节能。 初步应用表明,7NiSi钢代替CrWMn和Cr12型钢制作易崩刃断裂模具,寿命可提高1～3倍以上,剪刃、塑料模具和精密淬硬丝杠也可试用。     

文氏管和喷注器双调节变推力液体火箭发动机试验研究

本文通过对装有可调喷注器和可调汽蚀文氏管的双组元变推力液体火箭发动机的设计,试验和理论分析,给出了压力P,文氏管压力恢复比R,喷注器针阀位移h_i,推进剂秒流量G和组元比r,余氧系数α,燃烧效率c及比冲I_s,推力F,稳定性,响应时间t_p等随控制电压信号改变的规律性。